RU2749171C1 - Теплозащитное покрытие летательного аппарата - Google Patents
Теплозащитное покрытие летательного аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2749171C1 RU2749171C1 RU2020128630A RU2020128630A RU2749171C1 RU 2749171 C1 RU2749171 C1 RU 2749171C1 RU 2020128630 A RU2020128630 A RU 2020128630A RU 2020128630 A RU2020128630 A RU 2020128630A RU 2749171 C1 RU2749171 C1 RU 2749171C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- heat
- coating
- layer
- erosion
- layers
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к теплозащитным покрытиям, преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Покрытие, например, обтекателя (1), выполнено в виде слоев (2, 4, 6) эрозионностойкого высокотемпературного материала и слоев (3, 5) аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью. Слои чередуются друг с другом несколько раз. Толщина слоя эрозионностойкого материала составляет 1-2 мм, а слоя аблирующего материала - 2-3 мм. Покрытие может быть нанесено на поверхность из металла или композитного материала. Технический результат состоит в эффективной (по весу) защите конструкции летательного аппарата от перегрева и повышении его летно-технических характеристик. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к теплозащитным покрытиям, применяемым для защиты деталей и конструкций, работающих в условиях повышенных температур.
Известны теплозащитные покрытия, состоящие из двух и более слоев.
Например, известна теплоизоляция, состоящая из чередующихся слоев формованной неплоской полимерной пленки с односторонним или двухсторонним напылением металла (патент на изобретение RU №2587740 «Экранно-вакуумная теплоизоляция космического аппарата», МПК B64G 1/58, дата публикации 20.06.2016).
Известна двуслойная теплозащита, состоящая из теплоизоляционного и теплозащитного слоя (патент на изобретение RU №2509040 «Термостойкая система теплозащиты поверхности гиперзвуковых летательных и возвращаемых космических аппаратов», МПК B64G 1/58, В64С 1/38, F42B 15/34, дата публикации 10.03.2014).
Также известна двуслойная композиционная система с пошаговым нанесением слоев (патент на изобретение RU №2303617 «Композиционная теплозащитная система и способ теплозащиты», МПК C09D 5/18, C09D 163/00, дата публикации: 27.07.2007).
Известны теплозащитные покрытия, состоящие из трех и четырех слоев нетканого углеродного каркаса и карбидокремниевой матрицы (патент на полезную модель RU №175034 «Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения после полета к Луне», МПК B64G 1/58, B64G 1/62, дата публикации 16.11.2017; патент на полезную модель RU №173721 «Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты», МПК B64G 1/58, B64G 1/62, дата публикации 07.09.2017).
Недостатками вышеперечисленных вариантов покрытий являются:
1) Сложный технологический процесс изготовления и нанесения теплозащитных покрытий.
2) Использование сложного технологического оборудования.
3) Получаемая толщина теплозащиты, и как следствие значительный получаемый вес покрытия.
Известны теплозащитные покрытия, состоящие из нескольких слоев, получаемых с помощью различных методов и способов напыления.
Например, известно послойное нанесение пневмопистолетом (патент на изобретение RU №2497783 «Теплозащитное покрытие», МПК С04В 41/87, С04В 38/08, дата публикации 10.11.2013).
Также известна многослойная система напыления (патент на изобретение RU №2260071 «Способ нанесения теплозащитного эрозионностойкого покрытия», МПК С23С 4/04, С23С 4/12, дата публикации 10.09.2005).
Недостатками вышеперечисленных вариантов покрытий являются:
1) Слабая корреляция и невысокая пластичность получаемого покрытия.
2) Низкая адгезионная прочность.
3) Сложность нанесения покрытия, высокие энергозатраты многослойного процесса напыления, стоимость и расход порошкового материала.
4) Технологические сложности, связанные с формированием локальных участков покрытия.
Также известно теплозащитное покрытие на основе абляционных материалов, конструктивно состоящее из силового набора элементов асбестотекстолитовых колец и «обмазки», из фенолформальдегидных смол. Данное теплозащитное покрытие использовалось в конструкции всех спускаемых аппаратов: в сериях кораблей «Восток», «Восход», «Меркурий», «Джемини», «Аполлон», «ТКС», и продолжает использоваться в кораблях «Союз», «Шэньчжоу» и SpaceX «Dragon» (источник: https://ru.wikipedia.org/wiki/ «Абляционная защита», дата обращения 04.08.2020 г.).
Недостатками рассматриваемого теплозащитного покрытия являются: получаемая толщина теплозащиты на поверхности, и как следствие увеличение общего веса конструкции.
За прототип принято изобретение RU №2719529 «Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата», МПК В64С 1/38, B64G 1/58, F42B 15/34, дата публикации: 21.04.2020 г. В данном патенте теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательное аппарата, выполнено из теплоизоляционного и теплозащитного материалов, представленных в виде поочередно расположенных матов с газопроницаемыми и газонепроницаемыми оболочками, перекрывающими дренажные отверстия, выполненные с объемным расходом газа через них, что позволяет обеспечивать изменения перепада давления.
Недостатками такого покрытия являются:
1) Сложность конструкции, связанная с толщиной получаемой теплозащиты и как следствие со скоплением и дальнейшим распределением выделяемого газа через газопроницаемые маты и дренажные отверстия.
2) Сложность конструкции, связанная с установкой вертикальных матов теплоизоляции, которые в том числе предотвращают искривление теплозащиты, вызванное толщиной получаемого теплозащитного слоя.
3) Общий получаемый вес конструкции.
Задачей изобретения является получение послойного теплозащитного покрытия.
Технический результат заключается в снижении веса и толщины получаемого теплозащитного покрытия, а также защите конструкции от высокотемпературного нагрева.
Поставленная задача и технический результат достигаются тем, что в теплозащитном покрытии летательного аппарата, выполненном из эрозионностойкого высокотемпературного материала и аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью, слои из эрозионностойкого высокотемпературного материала и аблирующего материала нанесены с чередованием более 1 раза. При этом толщина слоя эрозионностойкого высокотемпературного материала 1-2 мм, толщина слоя аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью 2-3 мм. Покрытие может быть нанесено на поверхность конструкции из металла или композитных материалов.
На фиг. 1 показана схема нанесения пятислойного покрытия (на примере носового обтекателя).
На фиг. 2 показан образец с нанесенным теплозащитным многослойным покрытием до испытаний.
На фиг. 3 показан образец с нанесенным теплозащитным многослойным покрытием после испытаний.
На фиг. 1 показана схема нанесения пятислойного покрытия (на примере носового обтекателя), где:
1 - каркас обтекателя;
2, 4 и 6 - слои эрозионностойкого высокотемпературного теплозащитного материала (например, типа 1111 толщиной 1-2 мм);
3 и 5 - слои термостойкого аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью (например, типа «Термосил» или ВШ-27Ф, толщиной 2-3 мм).
Теплозащитное многослойное покрытие летательного аппарата создают при помощи нанесения (напыления) эрозионностойкого высокотемпературного (плотного) слоя теплозащитного материала (например, типа ТПТ) толщиной 1-2 мм, который в соответствии с технологией сушится и полимеризуется в течение нескольких часов. На первый полученный слой наносят второй слой покрытия - из термостойкого аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью (например, типа «Термосил» или ВШ-27Ф) толщиной 2-3 мм, который также сушится и полимеризуется в течение нескольких часов. Затем, на второй полученный слой наносится слой покрытия, аналогичный первому слою (эрозионностойкий высокотемпературный (плотный) слой теплозащитного материала типа ТПТ толщиной 1-2 мм), а на него, после технологической сушки, вновь наносят высокотемпературное аблирующее покрытие с малой плотностью и низкой теплопроводностью, типа «Термосил» или ВШ толщиной 2-3 мм. Число и толщины таких слоев определяются режимом полета, конструкцией летательного аппарата и допустимым температурным режимом силовой конструкции.
В начальный момент полета в условиях, наибольших сдвигающих (сдирающих) усилий и возникающих скоростных напоров, работоспособность всего покрытия обеспечивает слой 6 из эрозионностойкого высокотемпературного теплозащитного материала; при этом в момент возникновения теплового удара и наличия высоких температур постепенно включается в работу слой 5 из термостойкого аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью. После разрушения (уноса) слоя 5 в работу включается находящийся под ним слой 4, аналогичный слою 6. В случае необходимости под ним может находиться слой 3 из термостойкого аблирующего материала с малой плотностью, аналогичный 5 слою и так далее.
Были проведены испытания различных комбинаций, наносимых (напыляемых) материалов покрытий на образцах размером 100×100 мм в вакуумной камере до температур 1600-1800 К, а также в аэродинамической трубе на образцах диаметром 50 мм. На фиг. 2 показан образец до начала испытаний, на фиг. 3 показан образец после проведения испытаний, в вакуумной камере до температуры 1700 К. Полученное теплозащитное покрытие было испытано на опытных агрегатах изделий, что подтвердило работоспособность многослойного покрытия из двух материалов, имеющих разные теплофизические характеристики.
Таким образом, разработано теплозащитное многослойное покрытие, которое позволяет защитить конструкцию летательного аппарата от перегрева и повысить его летно-технические характеристики.
Claims (4)
1. Теплозащитное покрытие летательного аппарата, выполненное из эрозионностойкого высокотемпературного материала и аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью, отличающееся тем, что слои из эрозионностойкого высокотемпературного материала и аблирующего материала нанесены с чередованием более одного раза.
2. Теплозащитное покрытие по п. 1, отличающееся тем, что толщина слоя эрозионностойкого высокотемпературного материала составляет 1-2 мм.
3. Теплозащитное покрытие по п. 1, отличающееся тем, что толщина слоя аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью составляет 2-3 мм.
4. Теплозащитное покрытие по п. 1, отличающееся тем, что покрытие нанесено на поверхность конструкции из металла или композитных материалов.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020128630A RU2749171C1 (ru) | 2020-08-28 | 2020-08-28 | Теплозащитное покрытие летательного аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020128630A RU2749171C1 (ru) | 2020-08-28 | 2020-08-28 | Теплозащитное покрытие летательного аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2749171C1 true RU2749171C1 (ru) | 2021-06-07 |
Family
ID=76301638
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020128630A RU2749171C1 (ru) | 2020-08-28 | 2020-08-28 | Теплозащитное покрытие летательного аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2749171C1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4581285A (en) * | 1983-06-07 | 1986-04-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | High thermal capacitance multilayer thermal insulation |
| US5030518A (en) * | 1987-12-09 | 1991-07-09 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh | Multi-layer thermal insulation, especially for spacecraft |
| WO2005066384A1 (de) * | 2004-01-09 | 2005-07-21 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verschleissschutzbeschichtung und bauteil mit einer verschleissschutzbeschichtung |
| US9283711B1 (en) * | 2009-08-31 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Hybrid ablative thermal protection systems and associated methods |
| RU173721U1 (ru) * | 2016-12-21 | 2017-09-07 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты |
| RU2719529C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата |
-
2020
- 2020-08-28 RU RU2020128630A patent/RU2749171C1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4581285A (en) * | 1983-06-07 | 1986-04-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | High thermal capacitance multilayer thermal insulation |
| US5030518A (en) * | 1987-12-09 | 1991-07-09 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh | Multi-layer thermal insulation, especially for spacecraft |
| WO2005066384A1 (de) * | 2004-01-09 | 2005-07-21 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verschleissschutzbeschichtung und bauteil mit einer verschleissschutzbeschichtung |
| US9283711B1 (en) * | 2009-08-31 | 2016-03-15 | The Boeing Company | Hybrid ablative thermal protection systems and associated methods |
| RU173721U1 (ru) * | 2016-12-21 | 2017-09-07 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (национальный исследовательский университет)" (МГТУ им. Н.Э. Баумана) | Схема теплозащитного покрытия многоразового теплового щита спускаемого аппарата для возвращения с низкой околоземной орбиты |
| RU2719529C1 (ru) * | 2019-08-07 | 2020-04-21 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Теплозащитное покрытие корпуса высокоскоростного летательного аппарата |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Yang et al. | Research progress on thermal protection materials and structures of hypersonic vehicles | |
| Falzon et al. | Development and evaluation of a novel integrated anti-icing/de-icing technology for carbon fibre composite aerostructures using an electro-conductive textile | |
| Del Corso et al. | Advanced high-temperature flexible TPS for inflatable aerodynamic decelerators | |
| Liu et al. | Arc sprayed erosion-resistant coating for carbon fiber reinforced polymer matrix composite substrates | |
| US5804306A (en) | Ceramic matrix composite/organic matrix composite hybrid fire shield | |
| Kumar et al. | Fabrication and ablation testing of 4D C/C composite at 10 MW/m2 heat flux under a plasma arc heater | |
| CN109437951A (zh) | 一种轻质耐烧蚀隔热一体化结构 | |
| CN109466130A (zh) | 一种中等温度耐热气流一体化结构 | |
| RU2749171C1 (ru) | Теплозащитное покрытие летательного аппарата | |
| Snapp et al. | Orbiter thermal protection system lessons learned | |
| Johnson | Thermal protection materials and systems: An overview | |
| NO317629B1 (no) | Hybride komposittgjenstander og missil-komponenter, og deres fremstilling | |
| Berdoyes | Snecma Propulsion Solide Advanced Technology SRM Nozzles. History and Future. | |
| Cavalier et al. | Composites in aerospace industry | |
| Broquere et al. | Carbon/carbon nozzle exit cones-SEP's experience and new developments | |
| RU2310588C1 (ru) | Активное теплозащитное покрытие корпуса летательного аппарата для защиты от воздействия объемных источников тепла и высокоскоростных кинетических ударников | |
| RU2622181C1 (ru) | Тепловая защита негерметичного отсека двигательной установки летательного аппарата | |
| Mühlratzer et al. | Development of a new cost-effective ceramic composite for re-entry heat shield applications | |
| Russo et al. | The USV Program &UHTC Development | |
| Wu et al. | Interface delamination of the thermal barrier coating subjected to local heating | |
| JP2004360904A (ja) | 断熱材および断熱材の形成方法 | |
| CN110566756A (zh) | 一种复合气凝胶隔热筒 | |
| Johnson | Coatings and surface treatments for reusable entry systems | |
| RU2771553C1 (ru) | Комплексное теплозащитное покрытие металлических конструкций планера высокоскоростных летательных аппаратов | |
| Hwang et al. | Characteristics and Development Trends of Heat-Resistant Composites for Flight Propulsion System |